(57)【特許請求の範囲】
【請求項１】
燃焼室の端壁（１６）に固定された噴射システム（２０）に接続するための噴射装置ノーズ（３２）を有する、ターボ機械燃焼室（１０）のための燃料噴射装置（３０）であって、
燃焼室に向かって空気／燃料予備混合物（３８）の流れを通過させるための第１のチャネル（３４）であって、空気／燃料予備混合物（３８）のための出口開口部（３６）を介して噴射装置ノーズの中心の中に通じる第１のチャネル（３４）と、
空気／燃料予備混合物のための前記出口開口部（３６）を取り囲む電気絶縁体（４０）と、
空気／燃料予備混合物（３８）の点火および燃焼を制御するために、空気／燃料予備混合物のための前記出口開口部（３６）から下流に配置されたプラズマ生成装置システム（４１）と、
燃焼室に向かって燃料（４６）の流れを通過させるための第２のチャネル（４４）であって、前記電気絶縁体（４０）の外側に通じた第２のチャネルと、
燃焼室に向かって燃料（６６、１７６）の流れを通過させるための第３のチャネル（６４、１７４）であって、第２のチャネル（４４、１４４）の外側に通じるこの第３のチャネル（６４、１７４）と、を備えており、
通路（５２）が、第１のチャネル（３４）と第２のチャネル（４４）との間に設けられ、該通路（５２）は、第１のチャネル（３４）の上流部分に通じるように、第２のチャネル（４４）の内側壁（４４ａ）、電気絶縁体（４０）、および第１のチャネル（３４）の管状壁（３３）を貫通し、その結果、第２のチャネル（４４）からの燃料（４６）が、第１のチャネル（３４）の空気／燃料予備混合物（３８）を形成するために用いられる、前記燃料噴射装置。
【請求項２】
第２のチャネル（４４）には、該第２のチャネル（４４）の上流部分に通じる第１の供給管（５０）によって燃料が供給され、第３のチャネル（６４）には、第２の供給管（７０）を介して燃料が供給される、請求項１に記載の燃料噴射装置。
【請求項３】
プラズマ生成装置システムが、少なくとも２つの電極（４２ａ、４２ｂ）を備え、プラズマが、２つの電極間で形成される放電によって生成される、請求項１または２に記載の燃料噴射装置。
【請求項４】
プラズマ生成装置システムが、噴射装置の残りと接触することなく、前記電気絶縁体（４０）に固定される第１の電極（４２ａ）と、前記絶縁体（４０）の中を通過し、第１の電極（４２ａ）に接続される電線（４３）と、導電材料から作製される噴射装置の一部と接触状態にある第２の電極（４２ｂ）と、を備える、請求項１から３のいずれか一項に記載の燃料噴射装置。
【請求項５】
燃焼室の端壁（１６）に固定される複数の噴射システム（２０）と、請求項１から４のいずれか一項に記載の複数の燃料噴射装置（３０、１３０）と、を取り付けたターボ機械燃焼室（１０）であって、燃料噴射装置（３０、１３０）が噴射システム（２０）に接続される、前記ターボ機械燃焼室。
【請求項６】
請求項５に記載の燃焼室（１０）を備える、ターボ機械。
【請求項７】
第１のチャネル（３４）は、略管状であり、その上流端部に、空気／燃料予備混合物（３８）用の空気が入ってくる空気入口開口部（３９）を有する、請求項１から４のいずれか一項に記載の燃料噴射装置。
【発明の詳細な説明】
【技術分野】
【０００１】
本発明は、ターボ機械燃焼室に燃料を噴射するための燃料噴射装置に関する。本発明は、陸上用ターボ機械または航空用ターボ機械の任意のタイプ向けであり、さらに詳細には航空機ターボジェット向けである。
【背景技術】
【０００２】
ターボ機械燃焼室は、形状においてターボ機械のロータの回転軸に対応する軸Ｘを中心とした略環状である。燃焼室は、軸Ｘを中心として同軸に配置された２つの環状壁（またはシュラウド）と、上記燃焼室の上流領域において上記シュラウドの間に配置される燃焼室端壁と、を有する。上記燃焼室端壁は、燃焼室の燃焼エンクロージャを画定する。
【０００３】
複数の燃料噴射システムが、（この目的のために、燃焼室端壁を通るように設けられるオリフィスにおいて）燃焼室の端壁に固定され、軸Ｘを中心として規則的に分散される。燃料噴射装置は、各噴射システムに接続される。
【０００４】
噴射システムは一般に、燃料噴射装置の自由端を受け入れるための中央孔と、上記中央孔の周囲に同心状に配置される複数の空気給気通路と、を備える。これらの空気給気通路は一般に、空気を渦巻かせるように機能し、すなわち、中を通過する空気に対して回転運動を与えるために、その中に延在する一連の翼を有する環状通路によって構成される。これらの空気給気通路を通過する空気は、ターボ機械のディフューザから来る。ディフューザは、燃焼室から上流に位置している。この空気は、上記噴射装置によって供給される燃料と混合され、燃焼室内で燃焼される空気／燃料混合物を形成する。
【０００５】
噴射装置は、ターボ機械の「燃焼室モジュール」を上記モジュールの外側ケーシングから燃焼室の端壁まで通過する部分である。噴射装置は、燃焼室内に噴射するための燃料を運ぶように機能する燃料供給管（燃料マニホールドの一部を形成する）を備える。燃料は、噴射装置の自由端または「ノーズ」から放出される。
【０００６】
本発明は、燃料噴射装置に関してであって、噴射装置が接続される噴射システムに関してではない。
【０００７】
航空機ターボジェット燃焼室を設計して最適化するための従来の工程は、航空機の所期の使命に応じて、汚染排出物（ＮＯｘ、ＣＯ、ＵＨＣ、すす）の削減と期待される動作性能（通常：燃料効率、安定性範囲、点火および再点火範囲、燃焼エリア耐用年数、燃焼エリアからの出口における温度分布）の折り合いをつけることを求める。
【０００８】
汚染排出物、特に（ＮＯｘタイプの）窒素酸化物を含む汚染排出物を削減するための知られている解決策は、燃焼フレームが、豊富または乏しい空気／燃料混合物の存在下にあることを確保することである。たとえば、より薄い空気／燃料混合物は、燃焼フレームのために、燃焼に供給される空気の流量（主に燃焼室の端壁を通過する流量）を増大させることによって、得られうる。
【発明の開示】
【発明が解決しようとする課題】
【０００９】
乏しい混合物に基づくこの解決策は、ＮＯｘを削減するのに効果的であることを経験は示している。にもかかわらず、（固定形状であり、したがって、一定の空気分布の燃料エリアの場合には）汚染排出物の削減に関して、この解決策を選択してその可能な最大値を得ようとするとき、以下の欠点を被る。特に、ターボジェットの低い動作速度で燃焼フレームの安定性が、影響を及ぼされ（すなわち、噴出されることになっているフレームの脆弱性が増大される）、その結果、エンジンの場合にはアイドリング段階がもはや、得られ得ないことと、中程度の動作速度における燃焼効率が削減されることと、航空機が地上にあるときに、フレームを点火することがさらに困難であること、航空機が高度にあるときのフレームの再点火もまた、困難であることである。
【００１０】
本発明の目的は、上記欠点を克服することである。
【課題を解決するための手段】
【００１１】
この目的を達成するために、本発明は、燃焼室の端壁に固定された噴射システムに接続するための噴射装置ノーズを有する、ターボ機械燃焼室に燃料を噴射するための燃料噴射装置を提供し、噴射装置ノーズは、
燃焼室に向かって空気／燃料予備混合物の流れを通過させるための第１のチャネルであって、空気／燃料予備混合物のための出口開口部を介して噴射装置ノーズの中心の中に通じる第１のチャネルと、
空気／燃料予備混合物のための上記出口開口部を取り囲む電気絶縁体と、
空気／燃料予備混合物の点火および燃焼を制御するために、空気／燃料予備混合物のために上記出口開口部から下流に配置されるプラズマ生成装置システムと、
燃焼室に向かって燃料の流れを通過させるための第２のチャネルであって、上記電気絶縁体の外側に通じる第２のチャネルと、を備える。
【００１２】
したがって、本発明が基にしている概念は、燃料噴射装置において追加回路を組む込み、追加回路が、多少豊富な空気／燃料予備混合物を生成することと、プラズマ生成装置システムによって上記空気／燃料予備混合物の点火および燃焼を制御することと、にある。
【００１３】
第１のチャネルに流れる空気／燃料混合物について言及するとき、燃焼室で燃焼され、噴射システムの空気給気通路を通過する空気と第２のチャネルに残っている燃料を混合することによって得られる空気／燃料混合物からこの空気／燃料予備混合物を明確に区別するために「予備混合物」と呼ぶことが好ましいことを観察すべきである。また、一般に、噴射される燃料の総量のごくわずかな部分が、予備混合物の形成に関して必要とされることも観察すべきである。
【００１４】
プラズマ生成装置システムによって空気／燃料予備混合物の点火および燃焼を制御することによって、燃焼が、燃焼フレームを有する空気／燃料混合物の豊富さに関係なく、すべてのエンジン速度において安定であることが保証され、このことは、特にターボジェットの中間動作速度における燃焼効率の改善に寄与する。これは、一酸化炭素（ＣＯ）および未燃焼炭化水素（ＵＨＣ）の放出を削減することを可能にする。
【００１５】
本発明の別の利点は、水または氷の吸い込みに対して燃焼フレームの脆弱性を低減することである。
【００１６】
最後に、噴射装置において点火機能を組み込むことにより、従来の噴射システムにおいて通常用いられ、噴射装置から下流に配置されるスパークプラグ点火システムを排除することを可能にし、それにより、そのようなスパークプラグ点火システムを組み込むことに関連する問題（特に、封止、膨張、そのようなシステムの背後で生成される空力的後流および下流への流れの妨害に関する問題）を削減する。
【００１７】
電気絶縁体の機能は、噴射装置内に、異なる電位である２つのゾーンを形成することであり、噴射装置は、大部分が金属材料、すなわち、電気を伝導する材料から構成される。次に、これらの２つのゾーンの間にプラズマを作成するために放電を形成することも可能となる。
【００１８】
実施形態において、プラズマ生成装置システムは、噴射装置の残る部分と接触することなく、上記電気絶縁体に固定される第１の電極と、上記絶縁体の中を通過し、第１の電極に接続される電線と、導電材料から作製される噴射装置の一部と接触状態にある第２の電極と、を備える。
【００１９】
可能な構成において、電線は、第１の電極に高電圧を供給し、第２の電極と接触状態にある噴射装置の部分は、グランドとして作用する。当然のことながら、他の構成も予想することが可能である。
【００２０】
実施形態において、上記第２のチャネルは、形状において略円形である燃料出口開口部を有する。特に、この出口開口部は、噴射スロットであってもよく、円に配置される複数の噴射オリフィスから構成されてもよい。
【００２１】
実施形態において、通路が、第１のチャネルと第２のチャネルとの間に形成され、第２のチャネルからの燃料が、第１のチャネルの空気／燃料予備混合物を構成するために用いられる。したがって、空気／燃料予備混合物の供給に特に専用の燃料回路はなく、したがって、噴射装置ノーズの構造を簡素化し、そのサイズを低減することができる。
【００２２】
本発明およびその利点は、非限定的な説明によって構成される以下の詳細な説明を読めば、よりよく理解され得る。説明は、添付図面を参照する。
【発明を実施するための最良の形態】
【００２３】
図１に示される実施例の燃焼室１０が、ターボジェット内部のその環境において示されている。燃焼室１０は、ターボジェットのロータの回転軸Ｘを中心とした環状である。この燃焼室は、一般に軸Ｘに沿って延在するために、「軸式」であると呼ばれる。
【００２４】
本発明はまた、他のタイプのターボ機械および他のタイプの燃焼室、特に、半径方向に角度を成す燃焼室、すなわち、軸Ｘに対して略半径方向に延在する部分を有する燃焼室にも適用可能である。
【００２５】
「燃焼室モジュール」８という用語は一般に、燃焼室１０を収容するためのハウジングを指すために用いられる。燃焼室モジュール８には、ターボジェットのディフューザ１７によって圧縮空気が供給される。
【００２６】
燃焼室１０は、２つの環状の壁（またはシュラウド）、すなわち、内側壁１２および外側壁１４を有する。これらの壁１２および１４は、互いから離隔され、軸Ｘの周囲に同軸に位置決めされる。これらの壁１２、１４は、燃焼室１０の上流領域において、それらの間に延在する燃焼室端壁１６によって相互に接続される。壁１２、１４および端壁１６は、それらの間で、燃焼室１０の燃焼エンクロージャを画定する。
【００２７】
燃焼室端壁１６は、回転軸Ｘを中心に規則的に分散される複数の開口部１８を有する。燃焼室１０はまた、開口部１８の周縁部で燃焼室端壁１６に取り付けられるディフレクタ１９を有し、燃焼中に達する高温から端壁１６を保護する。
【００２８】
各開口部１８の内部には、噴射システム２０が取り付けられ、各噴射システム２０は、それに接続される噴射装置３０を有する。
【００２９】
図１から図３を参照して、本発明の噴射装置３０の第１の実施例の説明に続く。
【００３０】
「噴射装置ノーズ」３２という用語は、噴射システム２０への接続用である噴射装置３０の自由端部分を表すために用いられる。その中心に、噴射装置ノーズ３２が、燃焼室に向かって空気／燃料予備混合物３８の流れを通過させるための第１のチャネル３４を含む。この予備混合物は、噴射軸Ｉに沿って噴射される。第１のチャネル３４は、出口開口部３６を介して噴射装置ノーズの中心に通じる。
【００３１】
第１のチャネル３４の周囲に、噴射装置ノーズ３２は、この順で：
空気／燃料予備混合物３８のための出口開口部３６を包囲する電気絶縁体４０と、
空気／燃料予備混合物３８の点火および燃焼を制御するために、上記開口部３６から下流に配置されるプラズマ生成装置システム４１と、
燃焼室に向かって燃料４６の流れを通過させるための第２のチャネル４４であって、軸Ｉを中心とした円形の出口スロット４８を介して上記電気絶縁体の外側に通じるこの第２のチャネル４４と、
を備える。
【００３２】
上記要素のすべてが、１つの位置で噴射システムに接続される１つの「ヘッド」と呼ばれる１つのアセンブリに結合される。
【００３３】
噴射装置３０に関して、「上流」および「下流」は、予備混合物３８または燃料４６の流れる方向に対して定義される（上流から下流に流れる）。さらに、軸方向は、予備混合物噴射軸Ｉの方向に対応し、半径方向は、噴射軸Ｉに垂直な方向である。最後に、そうでないと記載しない限り、形容詞の「内側の」および「外側の」は、半径方向に関して用いられ、その結果、要素の内側部分（すなわち、半径方向の内側部分）は、同要素の外側部分（すなわち、半径方向の外側部分）より噴射軸Ｉに近い。
【００３４】
第１のチャネル３４、電気絶縁体４０および第２のチャネル４４は、噴射軸Ｉを中心にして実質的に円対称である。チャネル３４は、形状において略管状である。絶縁体４０およびチャネル４４は、噴射軸Ｉを中心とした形状において略環状である。
【００３５】
第１のチャネル３４は、噴射軸Ｉに沿って延在する。第１のチャネル３４は、その上流端部に、ディフューザ１７から空気が入ってくる空気入口開口部３９を有する。この空気は、空気／燃料予備混合物３８を構成するために用いられる。
【００３６】
電気絶縁体４０は、第１のチャネル３４の外側管状壁を包囲し、空気入口開口部３９から上記第１のチャネル３４に沿って延在し、予備混合物３８用の出口開口部３６に達する噴射軸Ｉを中心とした管状カバーであり、その結果、電気絶縁体の一部４０ａが出口開口部３６を越えて下流に突出するようになっている。
【００３７】
プラズマ生成装置システム４１は、高圧電極４２ａおよび低圧電極４２ｂを含む少なくとも２つの電極のアレイによって構成される。高圧電極４２ａは、噴射装置の残りに接触することなく、絶縁体の一部４０ａ（その内部）に固定される。絶縁体４０の塊内に延在し、交流（ＡＣ）生成装置８０に接続される電線４３は、高電圧を電極４２ａに供給する。
【００３８】
低電圧電極４２ｂは、絶縁体４０の厚さを通過する開口部４９において収容され、電極４２ｂは、第２のチャネル４４の内側壁４４ａと直接的に接触するようになっている。この内側壁４４ａは、導電材料から作製され、グランドとして作用する。電極４２ａおよび４２ｂは、噴射軸Ｉに面し、互いに正反対にある。
【００３９】
高電圧電極４２ａが接続される交流生成装置８０は、ターボジェットの動作速度、生成されることが望ましい化学種（ラジカル、励起種）、燃料の分子に関して望ましい予備断片化の程度、および点火、高度における再点火、安定動作範囲の拡張、燃料エリアのアクティブ制御などの所期の機能に応じて最適化されるパラメータを有する電圧を生成するように機能する。したがって、この交流生成装置８０は、特殊な特性を有する。この実施例において、交流生成装置８０は、「ストリーマ」型プラズマ（すなわち、電離面の伝搬を有する）を作成するように機能し、交流生成装置８０は、５０ナノ秒（ｎｓ）より短いパルス持続時間と、可変かつ制御可能な電位差を有する。立ち上がり時間、パルス持続時間および繰返し率はすべて、動作速度を適応可能にするために制御可能である。
【００４０】
第２のチャネル４４は、２つの管状の壁、すなわち、内側壁４４ａと外側壁４４ｂとの間に画定され、外側壁および／または内側壁の下流端部は、収束および発散する（すなわち、ベンチュリを形成する）内部外形を有する。記載される実施例において、これは、外側壁４４ｂの内部外形である。この収束／発散する構成は、燃焼室に噴射される前に、燃料を加速するように機能する。この加速により、スワラ４５（以下参照）の翼からの後流を低減または削減することが可能となり、燃料の噴霧化を促進する。
【００４１】
スワラ４５は、上記収束／発散内部外形から上流で、第２のチャネル４４内部に存在する。スワラ４５は、内側管状壁４４ａと外側管状壁４４ｂとの間で半径方向に延在し、内側壁４４ａの周囲に規則的に分散される複数の翼から作製される。スワラ４５は、チャネル４４に沿って通過する燃料４６に回転運動を与えるように機能する。
【００４２】
第２のチャネル４４には、第１の供給管５０（燃料マニホールドの一部を形成する）によって燃料が供給される。供給管５０は、チャネル４４の上流部分に通じる。
【００４３】
さらに、通路５２が、第１のチャネル３４と第２のチャネル４４との間に設けられ、その結果、第２のチャネル４４の燃料４６が、第１のチャネル３４に空気／燃料予備混合物３６を構成するために用いられる。さらに正確に言えば、通路５２は、第２のチャネル４４の内側壁４４ａ、絶縁体４０および第１のチャネル３４の管状壁３３を通過し、チャネル３４の上流部分に通じるようになっている。
【００４４】
噴射装置ノーズ３２は、燃焼室への燃料６６の流れを通過させるための第３のチャネル６４を有し、この第３のチャネル６４は、第２のチャネル４４の外側に（半径方向に）通じている。この第３のチャネル６４は、第２のチャネルから半径方向にずれているため、第１のチャネルおよび第２のチャネルによって構成される「ヘッド」アセンブリと同一の位置にある噴射システム２０には接続されていない。
【００４５】
第３のチャネル６４には、第２の供給管７０を介して燃料が供給される。第３のチャネル６４は、噴射軸Ｉの中心に置かれ、噴射軸Ｉの周囲に規則的に分散されるオリフィス７８によって貫通され、燃料６６を燃焼室１０に噴射することを可能にする環状室７５で終端する。
【００４６】
第２のチャネル４４は、燃料４６の第１の雲を噴射システム２０の中心から噴射することを可能にする。第３のチャネル６４は、環状室７５およびオリフィス７８を介して、燃料６６の第２の雲を噴射するように作用する。燃料６６のこの第２の雲は、実質的に噴射軸Ｉを中心にして形状において略環状であり、燃料４６の第１の雲を包囲する。
【００４７】
燃料４４および４６の雲は、噴射システム２０の空気給気オリフィス（空気スワラ）を通過する空気の流れと混合される。
【００４８】
したがって、噴射装置３０は、２つの燃料回路、すなわち、燃料４６が流れる供給管５０および第２のチャネル４４を備える「パイロット」回路と、燃料６６が流れる「テイクオフ」回路と、を有する。
【００４９】
空気／燃料予備混合物３６の点火および燃焼は、プラズマ生成装置システム４１によって制御される。燃焼が燃料４６の雲に伝搬するため、これはまた、「パイロット」回路の空気／燃料予備混合物の点火および燃焼も制御する。
【００５０】
「パイロット」回路および「テイクオフ」回路における燃料の量は、ターボジェットのすべての動作速度で有毒ガスの放出を制限するような方式に制御される。
【００５１】
ターボジェットの始動時、再始動時（すなわち、点火段階中およびフレーム伝搬段階中）およびスピンアップおよび低速（通常は、アイドリング速度）の段階中には、「パイロット」回路のみが作動する。スロットル全開動作で、「パイロット」回路および「テイクオフ」回路の両方に燃料が供給され、燃料の分布は、燃費のよい燃焼を達成するような方式、すなわち２つの回路のいずれにおいてもＮＯｘまたは煙がほとんど生じない状態を達成するような方式で選択される。
【００５２】
図４および図５を参照して、本発明の噴射装置１３０の第２の実施例の説明に続く。図１から図３の噴射装置３０の要素または部分に類似であるこの噴射装置１３０の要素または部分は、１００を加えた同様の参照符号によって識別される。
【００５３】
噴射装置１３０は、第３のチャネルが、第２のチャネル１４４のすぐ外側に位置している点で、噴射装置３０と異なる。この実施例において、第２のチャネル１４４の外側を画定する管状壁１４４ｂはまた、第３のチャネル１７４の内側も画定する。第３のチャネル１７４は、略円形の形状１７８を有する出口開口部１７８を介して、第２のチャネル１４４の外側で燃焼室に直接的に展開し、したがって、燃料１７６を燃焼室に送り込むことを可能にする。したがって、第１のチャネル１３４、第２のチャネル１４４および第３のチャンル１７４は、１つの位置、すなわち、噴射システム１２０の中央オリフィスの内側で、噴射システム１２０に接続される１つのアセンブリまたは「ヘッド」で一体化される。
【００５４】
第３のチャネル１７４の外側を画定する管状壁１７４ｂの内部外形は、上記壁の下流端部で発散する。スワラ１７５は、上記発散する外形から上流で、第３のチャネル１７４の内部にある。
【００５５】
図４および図５に示されるタイプの噴射装置１３０は、図５に示されるタイプのいわゆる「航空力学」噴射システム１２０と共に用いられることが好ましいのに対し、図１から図３に示されるタイプの噴射装置１３０は、図３に示されるタイプのいわゆる「マルチポイント」噴射システム２０と共に用いられることが好ましい。
【図面の簡単な説明】
【００５６】
【図１】ターボジェットのロータの回転軸Ｘの軸方向の半分の断面における燃焼室の実施例を示している。
【図２】空気／燃料予備混合物の噴射軸Ｉにおける軸方向の断面における本発明の噴射装置の実施例を示している。
【図３】実施例の噴射システムに接続される図２の噴射装置を示している。
【図４】空気／燃料予備混合物の噴射軸Ｉにおける軸方向の断面における本発明の噴射装置の別の実施例を示している。
【図５】別の実施例の噴射システムに接続される図４の噴射装置を示している。
【符号の説明】
【００５７】
８  燃焼室モジュール
１０  燃焼室
１２  内側壁
１４  外側壁
１６  燃焼室端壁
１７  ディフューザ
１８、４９  開口部
１９  ディフレクタ
２０、１２０  噴射システム
３０、１３０  噴射装置
３２  噴射装置ノーズ
３３、１４４ｂ、１７４ｂ  管状壁
３４、１３４  第１のチャネル
３６、１７８  出口開口部
３８  空気／燃料予備混合物
３９  空気入口開口部
４０  電気絶縁体
４０ａ  電気絶縁体の一部
４１  プラズマ生成装置システム
４２ａ  高圧電極
４２ｂ  低圧電極
４３  電線
４４、１４４  第２のチャネル
４４ａ  第２のチャネルの内側壁
４４ｂ  第２のチャネルの外側壁
４５、１７５  スワラ
４６、６６、１７６  燃料
４８  出口スロット
５０  第１の供給管
５２  通路
６４、１７４  第３のチャネル
７０  第２の供給管
７５  環状室
７８  オリフィス
８０  交流（ＡＣ）生成装置
Ｉ  噴射軸
Ｘ  ターボジェットのロータの回転軸
【図１】
0005188307.tif 000002
【図２】
0005188307.tif 000003
【図３】
0005188307.tif 000004
【図４】
0005188307.tif 000005
【図５】
0005188307.tif 000006